HYBRIDES FLUGSTEUERUNGSSYSTEM FÜR ZUKÜNFTIGE KLEINFLUGZEUGE (FUTURE SMALL AIRCRAFT) - DGLR
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Deutscher Luft- und Raumfahrtkongress 2012
DocumentID: 281349
HYBRIDES FLUGSTEUERUNGSSYSTEM FÜR ZUKÜNFTIGE
KLEINFLUGZEUGE (FUTURE SMALL AIRCRAFT)
Matthias Heller , Falko Schuck , Lars Peter und Florian Holzapfel
Institut für Flugsystemdynamik und Institute for Advanced Study
Technische Universität München
Boltzmannstr. 15, 85748 Garching b. München, Deutschland
Zusammenfassung
In modernen Transportflugzeugen bieten fortschrittliche „aktive Fly-by-Wire“ Flugregelungssysteme eine
große Bandbreite an Funktionalität, deren operationeller Nutzen faktisch unbestritten ist. Insbesondere er-
möglichen sie eine signifikante Reduktion der Pilotenbelastung, die (permanente) Überwachung von Piloten-
eingaben samt darauf abgestimmter Warnungen sowie ggf. erweiterte Schutzfunktionen (sog. Protektionen,
im Sinne von „Carefree Handling“), womit sie einen wesentlichen Beitrag zur Erhöhung der Lufttüchtigkeit
und damit der Sicherheit von Passagieren, Besatzung und Fracht liefern.
Dessen ungeachtet sind solch aktive Flugregelungssysteme auf dem Sektor der allgemeinen Luftfahrt (Ge-
neral Aviation) bisher praktisch nicht anzutreffen. Dies lässt sich leicht durch die gewaltigen Kosten (insbes.
für Entwicklung, Hardware/Software samt zugehöriger Analysen und Nachweise, sowie nicht zuletzt die Zu-
lassung) erklären, die den Wert eines Kleinflugzeugs mühelos um das Mehrfache übersteigen können. Be-
zahlbare „Fly-by-Wire”-Funktionalität für Kleinflugzeuge kann jedoch durch ein „Hybrides Steuerungssystem“
realisiert werden, bei dem vom Flugsteuerrechner korrigierend kommandierte (und strikt begrenzte), elek-
trisch aufgebrachte Ruderausschläge mit einer permanenten mechanischen Verbindung vom Steuerorgan
zur Ruderfläche über ein mechanisches Mischgetriebe („Mixer“) kombiniert werden. Hierbei kann die volle
Steuerautorität des Piloten mittels spezifischer Ausgestaltung von Mischgetriebe und mechanischem Direkt-
durchgriff („Direct Linkage“) zu jeder Zeit sichergestellt werden. Die Entwicklung eines derartigen innovativen
„Hybrid-Flugsteuerungssystems“ für zukünftige Kleinflugzeuge mit der primären Zielsetzung „Bereitstellung
exzellenter Flugeigenschaften und Pilotenunterstützung im Hinblick aktueller Fly-by-Wire-Funktionalität bei
gleichzeitig besonderem Augenmerk auf vertretbare Entwicklungs- und Zertifizierungskosten (Kosten-
Nutzen-Verhältnis)“ wird vorgestellt.
Dieser neue Ansatz eröffnet die Möglichkeit, die Vorzüge moderner Fly-by-Wire Technologie mit der Zuver-
lässigkeit eines mechanischen, konventionellen Steuersystems zu verbinden und damit die Kosten für die
Zulassung dramatisch zu reduzieren. Das vorgestellte „Hybride Flugsteuerungs- und Regelkonzept“ ist integ-
raler Bestandteil eines gemeinsamen Forschungsprojekts für zukünftige Kleinflugzeuge im Rahmen der Ko-
operation eines österreichischen Flugzeugherstellers und der Technischen Universität München.
1. EINFÜHRUNG spezifischer Technologien und Assistenzsysteme voranzu-
treiben, welche die Sicherheit von Kleinflugzeugen effektiv
Das „Advisory Council for Aeronautics Research in Eu- erhöhen. Solche Systeme müssen jedoch speziell auf
rope” (ACARE) hat unlängst eine sog. „Strategic Research dieses Marktsegment zugeschnitten und angepasst sein.
Agenda“ veröffentlicht, in welcher Kleinflugzeuge („Gene-
ral Aviation Aircraft“) als signifikanter Teil der Lufttrans- Bedauerlicherweise haben aktive „Fly-by-Wire“ (FbW)
portsysteme im Jahr 2020 vorausgesagt und gleichzeitig Flugsteuerungssysteme (FCS), welche seit Jahrzehnten
entsprechende Konzepte und Technologien vorgestellt erfolgreich im Segment größerer Transport- sowie Militär-
werden, um die Sicherheit dieser Fluggeräte maßgeblich flugzeuge eingesetzt werden, ihren Weg in den General
zu erhöhen [1]. Primäres Ziel ist dabei eine Verbesserung Aviation Sektor noch nicht gefunden. Die Gründe dafür
des Schutzes von Flugzeug und Passagieren mit dem liegen auf der Hand, da die immensen Kosten für die
ehrgeizigen Bestreben, die Unfallzahlen im Vergleich zum Entwicklung und Einrüstung eines vollautoritären FbW
Jahr 2000 um 80% zu reduzieren. Die in diesem Zusam- Steuersystems den Flugzeugpreis problemlos um ein
menhang identifizierten drei Hauptunfallkategorien betref- Vielfaches übersteigen können. Dies lässt sich leicht aus
fen zum einen Start/Landung, daneben den gesteuerten der Tatsache ableiten, dass gegenwärtige FbW-Tech-
Flug ins Gelände („Controlled Flight into Terrain“, CFIT) nologie immer eine komplexe Architektur aus Redundanz-,
und den Kontrollverlust über das Fluggerät („Loss of Con- Rück- sowie Ausfallsystemen bedingt, um die strengen
trol“). Da der überwiegende Anteil der Unfälle im „General Sicherheitsanforderungen und somit die Zulassungs- und
Aviation“-Sektor genau unter die genannten Kategorien Zertifizierungsvorschriften zu erfüllen [2].
fällt, wird offensichtlich, dass hier ein dringender Hand-
lungsbedarf besteht, die Entwicklung bzw. Einführung
1
Deutscher Luft- und Raumfahrtkongress 2012
Um diesem Dilemma zu begegnen, ist im Jahre 2009 ein z.B. eine erweiterte Einsatz- und/oder Schwerpunkts-En-
gemeinschaftliches Forschungsprojekt zur „Anwendung velope), was wiederum ein herausragendes Alleinstel-
Aktiver Flugsteuerungssysteme für Kleinflugzeuge“ initiiert lungsmerkmal und somit Verkaufsargument für ein damit
worden welches seitdem unter Federführung des Instituts ausgestattetes Flugzeug darstellt. Daraus lassen sich
für Flugsystemdynamik (FSD) der Technischen Universität folgende primäre Entwurfsanforderungen für die Funktio-
München als integraler Bestandteil des multinationalen nalitätsentwicklung eines solches Systems ableiten:
Forschungsprogramms „Future Small Aircraft (FSA)“ des — Modifikation der Flugeigenschaften hinsichtlich der
österreichischen Flugzeugherstellers DIAMOND Aircraft Bereitstellung eines konsistent-exzellenten „Hand-
(s. BILD 1) intensiv bearbeitet wird. lings“ für die gesamte Flug-Envelope und somit eines
intuitiven Steuerverhaltens. Neben einer ggf. erfor-
derlichen Stabilitätsunterstützung („Stability Augmen-
tation“) umfasst dies insbes. eine Vorgabe des Füh-
rungsverhaltens, sog. „Command Shaping“, die
Steuerachsen-Entkopplung, Kurvenkompensation
(„Turn Compensation“) sowie eine „Auto-Trimm“
Funktionalität.
— Implementierung aktiver automatischer Sicherheits-
funktionen, wie z.B. bedingte Hängewinkel- und
Längsneigungswinkel-Begrenzung, sog. „Low Speed
Protection“ und „Recovery“, etc.
— Zusammenfassend soll die Gesamt-
Pilotenbelastung, d.h. speziell der notwendige Ar-
beitsaufwand für das „reine Fliegen“ (im Sinne Pilot
als Regler) beim manuellen Flug, durch das Hybrid-
BILD 1. Beispiel für „Future Small Aircraft (FSA)“ Steuersystem signifikant reduziert werden.
In diesem Zusammenhang bietet ein sog. „Hybrides Flug- Das vorgestellte aktive Flugsteuer- und Regelsystem für
steuerungssystem“ (Hybrid Flight Control System - zukünftige Kleinflugzeuge (FSA) ist ein neuartiges Kon-
HFCS), bei dem begrenzte elektrisch-aktuierte Ruderaus- zept, welches in der aktuellen Zertifizierungsrichtlinie (CS)
schläge des Flugsteuerrechners einem permanenten der Europäischen Agentur für Flugsicherheit (EASA) nicht
mechanischen Durchgriff (Direct Linkage) überlagert wer- berücksichtigt ist, siehe [2]. Dennoch sind in auch in der
den, die Möglichkeit, auf zusätzliche Redundanz- und Vergangenheit schon andere Systeme entwickelt worden,
Rückfallsysteme zu verzichten, da die konventionelle welche ein gewisses Maß an Stabilitäts- und Steuerunter-
mechanische Verbindung zwischen primären Steuerorga- stützung in Verbindung mit einer mechanischen Steuerung
nen und Ruderflächen vollständig und mit voller Autorität bieten (vgl. z.B. [3]).
erhalten bleibt. Somit gelingt es dann auch, die strikten
FbW-Zulassungskriterien zu lockern. Über ein mechani-
sches Mischgetriebe („Mixer“) wird hierbei, wie in Bild 2 2. FLUGMECHANISCHE MODELLIERUNG
schematisch angedeutet, die Überlagerung der elektrisch
gestellten mit den mechanischen Ruderausschlägen reali- Ein mit einem Hybrid-Flugsteuerungssystem (HFCS) aus-
siert. Dementsprechend bietet ein derartiges hybrides gestattetes Kleinflugzeug repräsentiert eine neue Klasse
Flugsteuerungssystem potentiell dieselben Vorzüge wie von „General Aviation“-Flugzeugen. Durch Ausnutzung
gegenwärtige FbW-Steuerungen bei gleichzeitig signifi- der potentiellen spezifischen Vorteile eines solchen Sys-
kant reduzierten Kosten für die Entwicklung, Beschaffung, tems können bestimmte grundlegende Entwurfsziele ggf.
den Betrieb und die Erhaltung. modifiziert oder auf einen anderen Fokus hin verschoben
werden, wodurch die resultierenden Flugzeugentwürfe
Hybrid Flight Control System for Small Aircraft durchaus gegenüber heutigen konventionellen Konfigura-
tionen abweichen können. Nichtsdestotrotz muss das
Hybride Flugsteuerungssystem zunächst in einem geeig-
Measurement of
neten fliegenden Erprobungsträger („Flying Testbed“)
Pilot control force
Additional Actuator Measurement of Additional control korrekt implementiert und seine Funktionsfähigkeit im Flug
Pilot Force Force Aeroloading control force surface deflection demonstriert, getestet und nachgewiesen werden, bevor
ein grundlegend neuer Flugzeugentwurf in Betracht gezo-
gen werden kann.
Actuator
controlled
Moment Control Configured Um dies zu ermöglichen, hat das Institut für Flugsys-
El. Deflection Increment temdynamik der TUM eine vollwertige Flugregler Entwick-
Act.
lungs- sowie Integrationsumgebung aufgebaut und be-
Actuator Deflection
treibt bzw. stellt die dazugehörigen komplexen Testein-
richtungen bereit:
BILD 2. Prinzipskizze Hybrides Flugsteuerungs-
Systems für Kleinflugzeuge — Eine durchgängige Kette von Entwurfswerkzeugen,
um einen effizienten modellbasierten Entwicklungs-
Die funktionale Entwicklung des Hybrid-Flugsteuer- prozess funktionaler Algorithmen für Onboard-
systems wird maßgeblich durch zwei übergeordnete Ziele Applikationen zu ermöglichen. Alle verwendeten
bestimmt: Einerseits die Erhöhung der Operationssicher- Programmwerkzeuge sind dabei konform mit den
heit einer zukünftigen Generation von Kleinflugzeugen bei entsprechenden Lufttüchtigkeitsanforderungen und
gleichzeitiger Erfüllung ureigenster Kundeninteressen (wie Sicherheitsstandards ausgeführt.
2
Deutscher Luft- und Raumfahrtkongress 2012
— Ein DA-42 Flugsimulator (D-SIM42 Flight Training Diese widrigen Umstände machten es nötig, ein komplett
Device) mit umfassenden Fähigkeiten verschieden- neues flugdynamisches Sechs-Freiheitsgrad-Modell mit
artigste Fehler- und Ausfallszenarien in den unter- der internen Bezeichnung „FSD DA-42/FSA 6 DOF Flight
schiedlichen Flugzeugsubsystemen zu simulieren; Dynamics & Simulation Model“ zu erstellen, welches auf
welcher insbes. für den Entwurf und die Verifikation dem Programmpaket Matlab/Simulink aufsetzt (s. oberste
der Regelgesetze/Funktonalität sowie für „Pilot-in- Ebene der Blockstruktur in BILD 4) . Besonderes Augen-
the-Loop“-Analysen bzw. Bewertungen eingesetzt merk ist dabei auf den Detaillierungsgrad der physikali-
wird. schen Modellierung sowie die exakte Reproduktion der im
— Ein Diamond DA-42 Prüfstand („Iron Bird“) für Kom- Simulator (in C++) implementierten Dynamik gelegt wor-
ponentenprüfung und -validierung sowie Integrati- den.
onstests im Vorfeld der Flugerprobung und - in Ver- u(t ) controls (model input)
FSD DA-42/FSA 6 DOF Flight Dynamics & Simulation Model
bindung mit dem DA-42 Flugsimulator - für erweiterte
3
Commands
1
States
States
Hardware-in-the-Loop-Simulationen (HILS).
States
Motion_Kinematics
2 States_Dot_in
States_Dot_in
States Rigid_Body_Dot Airframe Rigid_Body_Dot
Motion_Kinematics
External_Inputs Env ironment Env ironment
— Und insbesondere, ein Forschungsflugzeug DA-42 Simulation_Control
Environm ent
External_Inputs
Simulation_Control
Env ironment
Simulation_Control
MPP NG (Multi Purpose Platform New Generation), x (t )
Motion_Kinem atics Rigid_Body_EOM_Coupled
4
External_Inputs FSA_Airfram e
1
5 States_Dot
„Fliegender Erprobungsträger Bayern“, welches spe- Simulation_Control
States_Dot_Bus
Outputs
States_Dot
2
Outputs
ziell als In-Flight-Simulator für das vorgestellte HFCS Outputs_Bus
y (t )
vorgesehen ist, siehe BILD 3
BILD 4. FSD DA-42/FSA Nonlinear 6 DOF Flight
Dynamics & Simulation Model
Zur Validierung des FSD DA-42/FSA 6 DOF flugdynami-
schen Modells sind zahlreiche Simulatorflugversuche
durchgeführt und aufgezeichnet worden. Um die Reprodu-
zierbarkeit zu gewährleisten, ist eine Referenzkonfigurati-
on spezifiziert worden, welche bei „gleichbleibender Ge-
samtmasse (1577 kg)“ - jedoch durch unterschiedliche
Beladung - den vollen zulässigen Schwerpunktlagenbe-
reich xCG zwischen vorderer und hinterer Grenze abdeckt
(Vorderes Limit: xv=-2.37 m, mittlere Lage: xdes=-2.43 m,
Hintere Grenze: xh = -2.48 m). Dazu sind drei verschiede-
BILD 3. Forschungsflugzeug DA-42 MPP NG ne Referenzhöhen 1000m, 2500m und 5500m (letztere
„Fliegender Erprobungsträger Bayern“ entspricht ungefähr der Gipfelhöhe des Flugzeugs) festge-
legt worden.
Die beschriebene, durchgehende „End-to-End“ Entwick-
lungs- und Integrationskette, welche in dem Forschungs- Sowohl systematische Untersuchungen von stationären
flugzeug „Fliegender Erprobungsträger Bayern“ gipfelt, Flugzuständen (Trimmgitteranalysen) als auch dynami-
legt quasi von sich aus die Verwendung der DA-42 als sche Manöver bzw. Störungen (z.B. Sprungantworten,
Referenzkonfiguration nahe, für die die Machbarkeit, Vor- Dubletten, Anfangswertstörungen) entlang gesamten
teile und Zuverlässigkeit des entwickelten Hybrid- Geschwindigkeits-, Anstellwinkel (AoA) und nz-Envelope
Flugsteuerungssystems analysiert, verifiziert und letztend- wurden durchgeführt, womit – nach einigen geringfügigen
lich im Fluge demonstriert werden. Modellanpassungen – eine hervorragende Übereinstim-
mung zwischen dem FSD DA-42/FSA 6 DOF und dem D-
In Bezug auf die funktionale Auslegung und Entwicklung SIM42 Simulationsmodell erreicht werden konnte.
des Flugregelungssystems kommt dem D-SIM42 Simula-
tor eine tragende Rolle zu. Das „D-SIM42 Flight Training
Device“ ist mit original Flughardware ausgerüstet, um eine Simulations-
Modell (C++/Simul.) FSD
bestmögliche Nachbildung, sowie Empfinden wie im rea-
Reglermodus
Neutrpos
len Flugzeug zu erzielen (original „Glass Cockpit“, Garmin
Kraft gr.
CMD –Pos.
G1000 Avionics package mit Primary Flight Display (PFD)
und Multifunktionsanzeige). Darüber hinaus ist eine Drei-
Achsen-Steuerkraftsimulation (Control Loading System) FSD Flugsteuerungs-
für die primären und sekundären Steuerorgane bzw. Stell- system
flächen angebunden.
Reale Pos.
Neutrpos
Kraft gr.
Somit stellt der DA-42 Simulator ein ausgezeichnetes
Werkzeug zur (abschließenden) Bewertung und zum Test Neutralpos. Steuer-
des fertigen Reglers unter realen Umgebungsbedingun- kraft-
Kraftgrad.
gen („real world conditions“) dar. Unglücklicherweise je- simulation
(Control
doch sind darin sowohl das flugdynamische Modell als Loading)
IO
auch sämtliche internen Signale sowie Interaktionen sog. Modul
totale „Black Boxes“, d.h. von jeglichen äußeren Zugriffs-
Stickkräfte
und Manipulationsmöglichkeiten vollständig isoliert. D-Sim
Autopiloten-
Simulation
BILD 5. FSD Regleroperations-Modus innerhalb
des DA-42 Simulators
3
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„Stick Shaking“, Warnsignale, etc.) soll der Pilot unter-
Wie bereits ausgeführt, stellt der D-SIM42 Simulator für stützt werden, die sichere Flugenvelope möglichst nicht zu
das hybride Flugsteuerungssystem faktisch die realen verlassen bzw. im Falle des Überschreitens schnellstmög-
Einsatz- und Umgebungsbedingungen dar. Dementspre- lich wieder zurückzukehren.
chend müssen auch sämtliche Regelgesetze (zeitdisk-
ret/digital) in der Simulator-Umgebung implementiert wer- Neben den bereits skizzierten Anforderungen hinsichtlich
den. Zu diesem Zweck nutzt das Institut für Flugsys- der Einführung eines Hybrid-Flugsteuerungssystem muss
temdynamik speziell angepasste Kommunikationsblöcke der Reglerentwurf auch den besonderen Beschränkungen
aus der Simulink xPC-Target Bibliothek. Über eine feste infolge der üblicherweise in einem Kleinflugzeug verbau-
Schnittstelle (des Garmin GFC 700 Autopiloten innerhalb ten Hardware Rechnung tragen. So ist die Reglerstruktur
des Garmin 1000 Avionpaketes) werden die Kommandos speziell an typische Kleinflugzeugsensorik zu adaptieren.
des Flugsteuerrechners (FSD-FCC) in das flugdynami- Dementsprechend würde ein idealer Entwurf auch nur
sche Modell eingespeist. Hierbei ist es möglich sowohl die geringe (bis moderate) Anpassungen hinsichtlich Sensor-
Positionen der primären und sekundären Steuerorgane, qualität, Redundanz und Verlässlichkeit bedingen. Von
als auch die Kraftgradienten und Neutralpositionen der daher ist schon von Beginn an ein Hauptaugenmerk auf
Steuerkraftsimulation vorzugeben (vgl. BILD 5). xPC Tar- die „billige“ und zuverlässige Verfügbarkeit der zu nutzen-
get von MathWorks bietet die Möglichkeit, den direkt aus den Sensorsignale gelegt worden, d.h. der Hybridregler
Simulinkmodellen erzeugten Code auf einer Zielhardware verwendet die geringstmögliche Anzahl an Messgrößen
unter harten Echtzeitbedingungen auszuführen. Somit welche zudem mit hoher Integrität bei gleichzeitig adäqua-
kann eine Hardware-in-the-loop Simulation (HILS) ohne ten Kosten gewonnen werden können. In diesem Zusam-
größere Anpassungen durchgeführt werden. menhang kommt noch eine weitere (analoge) Einschrän-
kung zum Tragen, nämlich dass der Pilot nicht einer kom-
plexen „Moding Logic“ (also dem automatisch-bedingten
3. ENTWURF DES HYBRID-FLUGREGLERS Umschalten unterschiedlicher Betriebarten/Modi) unter-
worfen werden darf. Denn die hieraus potentiell resultie-
Randbedingungen, Beschränkungen und daraus ab- rende sog. "Mode-Confusion” würde eine intensive Pilo-
geleitete Regleranforderungen tenschulung sowie zusätzliches Training nach sich ziehen,
Die Gesamtauslegungsstrategie für den Regler unterliegt was die Vorteile eines derartigen Systems für Kleinflug-
spezifischen Anforderungen und (strikten) systemimma- zeuge weitgehend zunichtemachen könnte.
nenten Beschränkungen, wie z.B. Anzahl und Art der Die Stabilitäts- und Kommandounterstützungs-
verfügbaren Sensoren und Sensorsignale, Ausführung der Funktionalität muss in die (bestehende) mechanische
mechanischen Steuerverbindung, Limitierung der (elek- Steuerverbindung derart integriert werden, so dass im
trisch-aktuierten) Ruderausschläge, sowie nicht zuletzt der Zweifelsfalle der vollständige Steuerdurchgriff des Piloten
inhärenten Flugzeugdynamik selbst. Vorrangiges Ent- jederzeit sichergestellt ist (genau dies stellt das wichtigste
wurfsziel ist es dabei die Pilotenbelastung zu „minimieren“ Sicherheitsmerkmal des Hybriden Flugsteuerungssystems
indem man ihn wirksam von „lästigen Nebentätigkeiten“ dar). Nichtsdestotrotz ist sicherzustellen, dass die Verfüg-
befreit und zugleich eine Verbesserung der aktuellen barkeit des FbW-Reglers hoch genug ist, um kontinuierlich
Situationseinschätzung (sog. „Situational Awareness“) zu eine angemessene Flugeigenschaftsverbesserung bereit-
erzielen. Das System muss dabei fehlertolerant sein, so zustellen. Demzufolge muss das FbW-Reglerkonzept a
dass selbst im Falle von Sensor- bzw. Aktuator-Fehlern priori von drastisch reduzierter Steuerautorität ausgehen
und dem dadurch bedingten Wegfall von Teilen des Reg- und mit verschiedensten Aktuator-Dynamiken zurecht-
lers, vorteilhafte Pilotenunterstützung so lange als möglich kommen, da das letztendlich eingesetzte Stellsystem
aufrecht erhalten werden kann. Durch die Implementie- aktuell weder definiert noch vorhersehbar ist.
rung elementarer Schutzfunktionen (wie z.B. Nick-/Roll-
Lagebegrenzung, Erhöhung der Knüppelkräfte und/oder
4
oq com Maneuver Demand
Autopilot
4 qc, AP Fst Path FB reduction ³ dt
4com FAP(s) Hfbc cancel
Keq
Maneuver
Kmec
'Keq 'Kdem Kel,d Kel K
Demand Gain
GM Gy,m DCgain=1 D
fS HMD FMD(s) Aircraft q
Keq0
Kturn Kfb Htab nz
³ dt
Stick Maneuver Demand
Fst,m Shape Filter (Lead D-T1 ) TI-1
~ 1
K gear
Ktk Pitch
Gy0 Feedback
Gain
Main Control Filter
(Phas e Advance PD-T1 )
FLPF (s) FLPF (s) fS ~
Turn Compensation Kq FCo(s)
J ,) qturn,c
V0/g cos J sin ) tan ) DCgain=1
Fst,lpf KqF qcom,lpf qtrim,c
Trim button
Fst,lpf o qc,eq qcom-System Feedback Loops
Gtrim Auto-Trim Functionality
pt-ps ³
Fcsas(s) o„qcom-CSAS“
BILD 6. Struktur des Längsbewegungs-Hybrid-Steuerungssystems (Nickratenvorgabe)
4Deutscher Luft- und Raumfahrtkongress 2012
Darüber hinaus ist, in Übereinstimmung mit der angestreb- tung wie das Pilotenkommando gehen kann). Der Pilot
ten „Fail Operational/Fail Safe“ Philosophie des Hyb- kann hierbei den elektrischen Ausschlag mittels Muskel-
ridsteuersystems der Regler hochgradig fehlertolerant zu kraft vollständig „überdrücken“ und dadurch den vollen
konzeptieren, wobei im Falle einer Fehlfunktion die daraus Ausschlagsbereich des Höhenruders [Kmin, Kmax] nutzen.
resultierte Verschlechterung der Flugeigenschaften kein Des Weiteren sind die Fly-by-Wire-Zusatzausschläge a
(ernsthaftes) Problem für den Piloten darstellen darf. prori in ihrem Ausschlagsbereich strikt begrenzt, womit im
Falle einer Fehlfunktion ein durch sie erzeugtes Nickmo-
Dementsprechend sind die primären inneren Regelschlei-
ment höchstens als moderate äußere Störung wahrge-
fen (sog. „Inner Loops“ oder Basis-FCS) in Form eines
nommen wird.
typischen „Control and Stability Augmentation Systems“
(CSAS) ausgeführt, wobei auf einen robusten und zuver- Folglich können die elektrischen FCS-Kommandos prinzi-
lässigen Entwurf abgezielt wird. Um die zugehörigen Veri- piell als hochfrequente Ausschläge mit niedriger Autorität
fikations- und Validierungsprozeduren sowie den nachfol- angesehen werden, welche zur Störunterdrückung (Bö-
genden Zertifizierungsprozess zu erleichtern, wird dabei enlastminderung) als auch Unterstützung exzellenter
speziell auf den Erhalt der funktionalen Durchschaubarkeit Flugeigenschaften aufgebracht werden. Die mechanische
(sog. „Visibility“) geachtet. Umsetzung (welche jedoch nicht Gegenstand dieser Ver-
öffentlichung ist) stellt darüber hinaus sicher, dass keine
Berücksichtigt man nun sämtliche oben ausgeführten
hochfrequente Kraftrückkopplung infolge der elektrischen
Aspekte bzw. Anforderungen, so lässt sich eine darauf
Fly-by-Wire Ruderausschläge auf den Piloten erfolgt bzw.
speziell abgestimmte Struktur des Längsbewegungs-
von ihm wahrgenommen wird. D.h., die Ausgestaltung der
Basisreglers in Form eines erweiterten Nickratenkomman-
elektro-mechanischen Mischeinrichtung muss sicherstel-
dosystems („Pitch Rate Command System“ - PRC), wie in
len, dass die haptische Rückmeldung an den Piloten nicht
BILD 6 dargestellt, ableiten.
verschlechtert wird und eine Kraftrückmeldung wie in
Belässt man den Steuerknüppel in der Kraftneutralpositi- einem konventionellen Flugzeug erhalten bleibt.
on, so wird keine Nickrate kommandiert (d.h. Nickraten-
Grundlegende Überlegungen zur Reglersynthese
kommando gleich Null) und damit ein stationär (getrimm-
ter) Flugzustand durch die Integral-Rückführung der ge- Um eine adäquate RC/AH (Rate Command/Attitude Hold)
messenen Nickrate auf die Trimmklappe erzielt (sog. Au- Charakteristik zu gewährleisten, d.h. Nickrate Null bei
to-Trimm-Funktionalität). verschwindender Steuerkraft und somit Lagehaltung, war
es erforderlich einen Algorithmus zu entwickeln, welcher
Der Kern des Stabilisierungssystems (Stability Augmenta-
die aktuelle Kraftneutralposition Gy0 (das heißt, die Position
tion System - SAS) bietet exzellente Störunterdrückung
in die sich der Knüppel ohne Einwirkung des Piloten be-
infolge praktisch unabhängig voneinander einstellbarer
wegen würde) berechnet bzw. schätzt und eine sinnvolle
Dämpfung und Frequenz (im Sinne des Control Anticipati-
kommandierte äquivalente Nickrate abhängig von einem
on Parameters) der Anstellwinkelschwingung. Dies wird
bestimmten Knüppelausschlag und der angreifenden -
dadurch ermöglicht, dass man die Nickrate über den so-
Kraft vorgibt. Dies kann über eine findige Filterung von
genannten „Main Control Filter“ (mit seiner Lead-Lag-
Knüppelposition und –Kraft realisiert werden, wie in BILD
Charakteristik, vgl. Bild 6) auf den elektrischen Höhenru-
6 skizziert und im Folgenden kurz erläutert wird.
derausschlag zurückführt. Neben einer klassischen Füh-
rungsantwort-Vorgabe (in Bezug auf „GCAP - Generic Die zu einem Flugzustand ݍത korrespondierende äquivalen-
CAP“, „Drop Back“ und „Pitch Rate Overshoot“ Kriterium) te Knüppelkraft in Abhängigkeit des zugehörigen –
enthält der Kommandozweig des CSAS weitere Elemente ausschlags Gy und der Neutralposition Gy0 kann über den
zur Knüppelkraftfilterung und –Modulation sowie ergän- folgenden Zusammenhang beschrieben werden:
zend Kurvenkompensations- und Autotrimm-
~
Unterstützungsfunktionen. (1) Fst q K gear (G y G y 0 ) K gear (G y G y 0 )
Aufgrund der Tatsache, dass die elektrischen Ruderaus-
schläge a priori strikt limitiert hinsichtlich Autorität und Durch eine parallele Filterung von gemessener Knüppel-
Rate sind, ist die aktuelle Reglerstruktur bereits so aufge- kraft Fst,m und -ausschlag Gy,m (jeweils mit der gleichen
baut, dass alle elektrischen Kommando- und Rückführsig- Zeitkonstante Tsf) kann eine Näherung der entsprechen-
nale sowie der effektive (el.) Aktuatorausschlag stets den Kurzzeit-Stationärwerte ermittelt werden.
direkt sichtbar sind, da diese Größen im vorliegenden
! 1
Falle äußerst wichtige Entwurfs-, Monitor- wie auch Mini- Fst , ss ( s ) # Fst ,lpf Fst , m ( s )
mierungs-Parameter darstellen. Tsf s 1
(2)
Hardwaretechnische Implementierung des Hybrid- 1
l G y , ss ( s ) # G y ,lpf G y ,m (s)
!
Steuersystems
Tsf s 1
Das Hybride Flugsteuerungssystem (HFCS) bietet die
Möglichkeit der Überlagerung von elektrischen FbW- Durch Ersetzen der niederfrequenten Signale in der
Kommandos mit der mechanischen Direktverbindung auf Knüppelkraftgleichung (1) kann nach der äquivalenten
die Ruder über ein mechanisches Mischgetriebe, vgl. quasi-stationären Neutralposition aufgelöst werden:
Prinzipskizze in BILD 2.
~
Die Grundidee hinter der elektrisch-mechanischen (3) G y 0,ss G y ,lpf Fst ,lpf / K gear
Mischimplementierung ist die permanente Gewährleistung
der vollen Steuerautorität des Piloten über die mechani- Anschließend kann mittels dieser Rekonstruktion der
sche Verbindung, selbst wenn es zu einem sogenannten Neutrallage die dazu gehörende Höhenrudertrimmstellung
Aktuator „Hardover“ kommt (bei dem das FCS-Kommando Keq,0 berechnet werden, sofern das Knüppelübersetzungs-
komplett und andauernd in die entgegen gesetzte Rich- verhältnis Keq=fS(Gy) bekannt ist.
5Deutscher Luft- und Raumfahrtkongress 2012
Entsprechend kann nun die Trimmposition Keq,0 vom äqui- Flugeigenschaftsforderung bezüglich Anstellwinkel-
valenten Höhenruderausschlag Keq abgezogen werden um schwingungsfrequenz und CAP
somit die Abweichung 'Keq für den Manöver- (bzw. Vor- Die militärischen Anforderungskataloge bieten eine ideale
wärtszweig) zu erhalten. Somit kann gewährleistet wer- Referenz für Auslegung der Eigenfrequenz der Anstellwin-
den, dass kein elektrischer (Zusatz-)Ausschlag in stationä- kelschwingung Zn,AS in Bezug auf den (quasi stationären)
ren Flugzuständen kommandiert wird.
Lastfaktor pro Anstellwinkeländerung nzD = nz∞/D∞ (siehe
Insbesondere muss für eine angemessene Nickraten- BILD 7). Die zugehörige Anforderung basiert auf dem
kommandocharakteristik die resultierende Nickrate propor- (wohlbekannten) Control Anticipation Parameter CAP
tional zu der aufgebrachten Knüppelkraft und zum ent- welcher ein wichtiges Maß für die Initialnickbeschleuni-
sprechenden 'Keq sein. gung bezogen auf den quasi-stationären Lastfaktor (für
einen Höhenruder-Sprungeingang) darstellt [7, 9-12, 14]:
qss qcom ~ Fstk ~ 'Keq
!
(4)
! q (0) q0
CAP
Infolgedessen muss das äquivalente Nickratenkommando (8) lim nz (t ) nzf
t of
qcom am Summationspunkt des Integrators so eingestellt
werden, dass es zu einer entsprechenden Nickrate passt Bezieht man sich auf eine konventionelle (nicht reglerun-
(welche durch 'Keq hervorgerufen wird). terstützte) Flugzeugdynamik und setzt die üblichen 2-
Freiheitsgrad-Näherungen für die Nickachse an, so lässt
Praktisch wird dies dadurch realisiert, dass die Knüppel-
sich die BILD 7 zugrunde liegende Beziehung leicht zei-
kraft samt resultierender Nickrate (z.B. im DA42 Simula-
gen, d.h. CAP | Zn ,AS/nzD unter Vernachlässigung des
2
tor) gemessen werden und daraus ein entsprechender
Höhenruderauftriebs (siehe [11] und [12]). Damit ergeben
Zusammenhang berechnet wird.
sich ein maximales und minimales CAP entsprechend der
Analytisch ergibt sich der Gradient KqF über den Statio- abgebildeten Grenzen und der Parameter CAP lässt sich
närwert („DC gain“) der Übertragungsfunktion von Höhen- sowohl zur Untersuchung einer gegebenen Flugzeugkon-
ruder auf Nickrate GqK zusammen mit den mechanischen figuration als auch zur Festlegung exzellenter Flugeigen-
Übersetzungsverhältnissen (unter der Annahme, dass fs schaften im Entwurfsprozess heranziehen.
und Kgear lineare Funktionen sind):
Im letzteren Fall, insbesondere wenn ein (hochgradig
unterstützendes) CSAS eine (mehr oder weniger) unkon-
qcom K qF Fst ,lpf wobei
ventionelle Flugzeugdynamik aufprägt, muss explizit zwi-
(5) ~ schen Störverhalten (Rückführung ohne Vorwärtszweig)
K qF # GqK (0) f s / K gear
und dem Kommandoverhalten (inklusive des kompletten
Durch Rückführung der (tiefpass-gefilterten) Nickrate auf Manöverzweiges) unterschieden werden. Für den Fall der
den Trimmruderausschlag wird die sogenannte Auto- Störunterdrückung (Rückführzweig) lässt sich ein analo-
Trimm-Funktionalität umgesetzt, welche dafür sorgt, dass ges „Stör-“ CAP definieren (welches Störungen an den
beim Loslassen des Knüppels die Nickrate Null gehalten 'Kdem und Kmec Summationsstellen beschreibt). Dabei
wird. Zusammenfassend lässt sich über das beschriebene bleibt die Beziehung entsprechend BILD 7 nach wie vor
„Filterungsschema“ die gewünschte „Rate Com- bestehen und somit sind auch die entsprechenden Gren-
mand/Attitude Hold“-Strategie erreichen. zen, ganz speziell die Optimallinie (bezeichnet als Level
1*), unverändert anwendbar.
Zusätzlich ist eine Kurvenkompensationsfunktion integriert
worden, welche die notwendige Nickrate in einer Kurve Somit lässt sich durch Nutzung des Optimal-Stör-CAPs
durch Aufschaltung des Signals qturn,c sowohl auf den („disturbance CAP“ -DCAP) entsprechend BILD 7 ein
Trimmausschlag, wie auch im Kommandozweig (siehe ௌ . festlegen (die
entsprechendes Closed-Loop Design-߱
BILD 6) vorgibt: closed-loop Parameter werden über die Tilde gekenn-
zeichnet):
g
(6) qturn ,c tanI sin I cosT ! V0 M K
V DCAP MK / ( ~2 )
g TT 2 Z n , AS
Um eine möglichst unabhängige Zuweisung von Dämp- (9)
fung und Eigenfrequenz der Anstellwinkelschwingung V0 1 Z~ 2 Z~ 2
vornehmen zu können, entsprechend der MIL-8785C Z~02 /( ) n , AS n , AS
CAP( OL )
g TT 2 n zD Zn2, AS
Kriterien (siehe [5]), wird ein sogenannter Main Control
Filter (PD-T1 vom Typ „lead-lag“) eingeführt, welcher eine Gleichung (9) gibt einen direkten Einblick wie sich die
Rückführung des Anstellwinkels ߙ sowie der Zeitableitung Reglerunterstützung hinsichtlich der Modifikation der Ei-
ߙሶ ersatzweise durch die Rückführung der reinen Nickrate genfrequenz (der AS) auf das DCAP auswirkt. Zusätzlich
ermöglicht: kann man die sogenannten (ZAS, ]AS) Kontur-Diagramme
(sog. “Thumbprints” oder „Pilot Opinion Contours“, siehe
TV s 1 [10,13,15]) heranziehen und eine minimale Eigenfrequenz
(7) FCo ( s)
T1 s 1 Zmin, sowie eine „optimale Dämpfung“ ]opt festlegen.
Besagte Zielwerte können leicht in ein modifiziertes
(D)CAP Design-Diagramm übertragen werden (dargestellt
in BILD 8).
6Deutscher Luft- und Raumfahrtkongress 2012
1
# ZD und
T4 2
(11)
Z nSP
2
N ( s) s 2 2 ] Z n s Z n2
nD
s 2 (M q Z α ) s (M q Z α M α )
Zmin=1.9
(D)CAP*=1.0 Die entsprechende Anstellwinkel-Übertragungsfunktion ist:
D ( s) MK
(12)
K ( s) N AS ( s)
Vergleicht man Gleichung (10) mit Gleichung (12) ergibt
sich die fundamental wichtige Beziehung:
nzD,min=2.3
n D ~ g ' s RAD
q( s) ( s 1 / T4 2 ) D ( s )
4
(13) s D ( s ) 1 / T4 2 D ( s )
L1
3.5 o q(t ) D (t ) 1 / T4 2 D (t )
3
Hier zeigt sich, dass eine reine Messung der Nickrate als
2.5 Rückführsignal prinzipiell als Überlagerung einer Rückfüh-
ZAS [rad/s]
rung der Anstellwinkels und der Zeitableitung ߙሶ interpre-
2
tiert werden kann. Selbige stellt über den Zusammenhang
–ZDDgleichzeitig die Ableitung des Bahnwinkels ߛሶ dar.
1.5 Z min=1,9 Somit kann die zurückgeführte Nickrate über einen „Lead-
Lag-Filter“ entsprechend der Gleichungen 7 und 13 wie
1 folgt aufgelöst werden:
0.5 ~
K fb K q FCo ( s ) q( s )
7T
~ T s 1 T4 2 s 1
0
0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2
]AS [-] (14) Kq V D (s)
T1 s 1 T4 2
FCo ( s )
BILD 7. Erweiterte MIL-SPEC (D)CAP und Eigen-
frequenz Anforderung
Wählt man die Filterzeitkonstante sinnvoll, d.h. T1 = TT2,
Mittels der zuvor beschriebenen Strategie zur Auslegung lässt sich somit eine praktisch unabhängige Rückführung
des Rückführzweiges des Hybrid-Flugsteuersystems kann ෩ ) und ߙሶ (über die Filterzeit-
von ߙ (über die Verstärkung ܭ
ein „Level 1*-Entwurf“ hinsichtlich Eigenfrequenz (DCAP)
konstante TV) erreichen.
und Dämpfung erzielt und somit exzellente Störunterdrü-
ckung garantiert werden.
~
Auslegung des Rückführzweiges Kq
T1 T4 2 : K fb
!
(TV s 1) D ( s )
Basierend auf den angesprochenen (ZAS, ]AS)-Zielwerten, T4 2
muss eine Auslegungsstrategie gefunden werden, welche (15) ~
L1 Kq
die entsprechenden Vorgaben erfüllt. Basierend auf der o K fb (t ) (D (t ) TV D (t ))
üblichen Zwei-Freiheitsgrad-Näherung der Anstellwinkel- T4 2
schwingung, unter Vernachlässigung des Höhenruderauf-
triebs (Annahme ZK /MKDeutscher Luft- und Raumfahrtkongress 2012
fung des geschlossenen Kreises sind entsprechend:
Kmec
~
Z~n2
MK
Zn2 K q TT 2 Keq 'Kdem Kdem K D
HKKeq(s) Aircraft q
~ MK 'Keq
(17) ~ 2 ] Zn K q TV Z 'Z2
Heff(s)
Kfb
] ~
TT 2
] ~n ~ n TV
2Z n Zn 2Zn FB reduction cancel
Hfbc ~
Maneuver
Kq FCo(s)
Demand Gain
Die Veränderungen durch die Reglerunterstützung lassen DCgain=1
'Kdem
sich direkt veranschaulichen: HMD FMD(s)
Maneuver Demand
HKKeq(s) Filter (Lead D-T1 )
~
Z~n2 Z n2
MK
' Z n2 Kq TT 2 ,
BILD 8. Lineare Darstellung des Manöverzweigs
(18) ~ Z 'Z 2
'] ] ] ] ( ~n 1) ~ TV n Im Allgemeinen dient eine Reglerunterstützung sowohl der
Zn 2Z n Erhöhung von Eigenfrequenz und Dämpfung der Anstell-
winkelschwingung entsprechend dem militärischen Anfor-
derungskatalog. Eine Erhöhung der Eigenfrequenz ߱ଶ ,
Zusammenfassend lässt sich der Höhenruderausschlag welche einer Erhöhung des DCAP entspricht, führt jedoch
des geschlossenen Kreises (im Vorgriff auf die Auslegung unweigerlich zu einer Erniedrigung der Steuersensitivität
des Vorwärtszweiges) folgendermaßen beschreiben: hinsichtlich stationärem Lastfaktor nz welche durch einen
entsprechenden Rückführausgleich im Vorwärtszweig
Kdem
(entsprechend BILD 8) wieder ausgeglichen wird.
(19) N AS ('K dem K mec ) N AS
KCL ~ ~ K dem
N AS N AS Auslegung des Vorwärtszweigs
Beim Entwurf des Vorwärts- respektive Kommandozwei-
Hierbei ist die Einführung der Zusatzgröße Kdem sehr hilf-
ges müssen ausgewählte Flugeigenschaftskriterien bereits
reich für den weiteren Entwurf, da dadurch die Unter-
im Auslegungsprozess beachtet und integriert werden
scheidung zwischen Vorwärts- und Rückwärtszweig er-
(siehe [11]). Eine wichtige Strategie des hier vorgestellten
leichtert wird (siehe BILD 8).
Entwurfes ist das Prinzip der elektrischen Lastfreiheit im
Zu Analyse und Überwachungszwecken ist das elektri- Stationärfall („steady-state zero electrical load“). Dies geht
sche Aktuator-Kommando äußerst wichtig, da selbiges absolut konform mit dem a priori streng limitierten elektri-
extrem beschränkt ist. Zieht man nun das vorgestellte schen Ausschlagspotential Kel bezüglich des Konzepts des
Filterschema heran, so ergibt sich das elektrische Ruder- permanenten mechanischen Durchgriffs.
kommando (entsprechend BILD 6) zu:
Der Gedanke dahinter basiert auf der Anforderung, dass
der stationäre Höhenruderausschlag K∞ lediglich durch
1 ~ ª'K º das mechanische Gestänge gehalten wird, das heißt, der
K el ~ [ N AS N AS N AS ] « dem » elektrische Zusatzausschlag Kel,∞ wird im Stationärfall
N AS ¬ K mec ¼ (genau wie im quasi stationären Abfangbogen) zu null
(20)
1 ~ M ª'K º ausgeblendet.
~ [ N AS K q K (TV s 1)] « dem »
N AS TT 2 ¬ K mec ¼
Kf K mec,f K eq,f
!
(22)
Es sei nochmals darauf hingewiesen, dass die Unter- 'K dem ,f K fb ,f K el ,f 0!
scheidung von 'Kdem und Kmec-Signalen die Auslegung
und Analyse enorm erleichtert, da dadurch der Einblick in
die jeweiligen elektrisch / mechanischen Erfordernisse Diese Auslegungsstrategie besagt, dass für einen beliebi-
gewahrt bleibt. Das elektrische Rückführsignal wird in gen (quasi) stationären Flugzustand die Verstärkung des
ähnlicher Weise ausgedrückt, wodurch der Verstärkungs- CSAS Manöverzweiges (HMD oder respektive 'Keq) jeweils
faktor der Rückführausgleichs festgelegt wird (siehe BILD den Rückführanteil Kfb,∞ ausgleichen muss, somit der
8). elektrische Ruderausschlag Kel,∞ immer auf null zurück
gefahren wird (vergleiche BILD 6 und 8) was wiederum
~
N AS N AS den Aktuator bestmöglich entlastet.
K fb ~ ('K dem K mec )
N AS Durch Einführung einer Gesamtübertragungsfunktion im
K dem Vorwärtszweig Heff(s) entsprechend dem oberen Teil von
(21)
~ BILD 8
N AS N AS
~ K dem
N AS Kdem : H eff (s)Keq , wobei
(23)
H eff (s) HKK (s) 1
eq
und einer effektiven CSAS Kommando ÜF (entsprechend
8Deutscher Luft- und Raumfahrtkongress 2012
dem unteren Teil von BILD 8) Letztere Gleichung untermalt perfekt unsere Anforderung
hinsichtlich Gleichung (22), dass der stationäre Höhenru-
H KK ( s) H fbc H MD FMD ( s) derwert lediglich durch den mechanischen Durchgriff er-
eq
zeugt wird (wobei sich Rückführung und Kommandozweig
(24) H MD TM s ! T s 1 gegenseitig aufheben im Stationärzustand).
H fbc hKK VM
TM s 1 TM s 1 Somit müssen nach der sinnvollen Festlegung der Ver-
stärkungsfaktoren im Vorwärtszweig nur noch die Werte
für die HMD und die Kommandofilterzeitkonstante TM be-
ergibt sich die Gesamtübertragungsfunktion (inklusive stimmt werden. Sie können speziell zur Beeinflussung der
mechanischem Durchgriff) zu: gewünschten Flugeigenschaften herangezogen werden.
H KK eq ( s ) Um eine möglichst präzise Bahnfolge zu ermöglichen
(sog. „Fine Tracking“) bzw. allgemein ein gutes Komman-
H MD TM s doverhalten zu erzielen, kann man ein sogenanntes „Ge-
H eff ( s ) ( H fbc ) 1
TM s 1 neric CAP“, d.h. „GCAP-Kriterium“ anwenden (siehe [6]
(25)
und [9]). Das sogenannte GCAP erweitert den allseits
TV ,eff s 1 bekannten (konventionellen) Control Anticipation Parame-
: heff ter für (hochgradig) reglergestützte Flugzeugdynamiken
TM s 1 mit speziellem Augenmerk auf dem Kommandozweig.
Dieser Parameter ist absolut konsistent zum konventionel-
Die entsprechenden Anfangs- und Stationärwerte, welche len Pendant definiert:
entscheidend für das kommende Layout des Manöver-
zweigs sind, errechnen sie wie folgt:
q 0 CL
(31) GCAP
H eff (f) : h0 1 H fbc H MD nZ f CL
(26)
l H eff (0) : heff (1 hKK ) (1 H fbc ) Für unseren Fall und die bisher gezeigte Struktur ergibt
sich:
Schreibt man nun explizit den stationären Höhenruder-
ausschlag als Funktion der Kommandogröße bzw. Pilo- q 0 CL
teneingabe, wird der vorher beschrieben Verlust der Steu- GCAP
n Z f CL
ersensitivität deutlich:
gTT 2 Z~n2 TV ,eff gTT 2 Z~n2 (1 H fbc H MD )
(32)
Zn2, AS Zn2, AS V0 TM V0 (1 H fbc )
(27) Kf K h K
Z~n2, AS dem,f Z~n2, AS eff eq,f gT Z ~ 2
: T2 n
W eff
V0
Setzt man nun die Bedingung aus Gleichung (22) in Glei-
chung (26), so lässt sich der effektive Stationärwert heff
aus dem Gesamtkommandozweig wie folgt bestimmen: Hiermit werden die grundlegenden Unterschiede zum
konventionellen (D)CAP ganz offensichtlich.
Z~n2, AS Um nun ein gutes „Fine Tracking“ sowie „Drop Back/Pitch
(28) K f K eq,f : heff Rate Overshoot“ Charakteristika zu erreichen, sollte ein
Zn2, AS GCAP von ungefähr 0,7 erreicht werden (dieser resultiert
aus Simulator-Flugversuchen, welche im weiteren Verlauf
Setzt man heff letztendlich in Gleichung (26) ein, erhält noch detaillierter angesprochen werden). Bringt man nun
man die gewünschte Verstärkung, welche genau zur das Verhältnis Weff mit ein:
Kompensation des Rückführsignals (und damit keiner
elektrischen Last) im Stationärfall führt: TV ,eff h0 ( H fbc H MD 1)
(33) W eff
TM heff (1 H fbc )
Z~n2, AS Z~n2, AS Zn2, AS
(29) H fbc heff 1 1
Zn2, AS Zn2, AS kann man das resultierende GCAP sehr kompakt schrei-
ben als:
Nutzt man dieses Ergebnis, so kann der Stationärwert für
ȟߟௗǡஶ und ȟߟǡஶ leicht berechnet werden: h0
GCAP DCAP
~ heff
K q M K / TT 2 (34)
'K dem,f Keq ,f Z~n2
Z 2
DCAP W eff W eff CAP
(30)
n , AS
Z n2
~ M /T
und K fb,f K q K 2 T 2 Keq ,f 'K dem,f
Zn , AS Somit ist der Fortschritt von CAP über DCAP und letztend-
lich zu GCAP perfekt nachvollziehbar. Folglich lässt sich
9Deutscher Luft- und Raumfahrtkongress 2012
durch das vorgestellte Layout sowohl ein angemessenes [12] kombiniert. Zur optimalen Auslegungsstrategie hin-
DCAP (zur Störunterdrückung), sowie ein adäquates sichtlich exzellenter Flugeigenschaften soll zudem ein
GCAP (im Kommandoverhalten) einstellen, ohne dass erweitertes Entwurfs-Diagramm vorgestellt werden (siehe
sich beide Werte gegenseitig beeinflussen. BILD 11).
Basierend auf der allgemein gebräuchlichen Näherung der
4, '4 peak
Nickraten-Übertragungsfunktion aus Gleichung (10), lässt
DB sich der „Pitch Rate Overshoot“ (PRO) sowie der „Drop
q, Back“ (DB) folgendermaßen berechnen:
D,
Loslassen d. Sticks
D
J 4T q(t )
qmax 42
qOS max
TJ J t qf
(37)
q qss 1 M K ( s 1/ T4 2 ) MK ½
maxL ® ¾
t
¯ N AS ( s) T4 2Zn2 ¿
D
DB
und
DB
qf
DB
(38) T4 2 2] AS / Zn T4 2 TJ
Zeit t [s] qf
BILD 9. “Attitude Drop Back” / “Pitch Rate Over- wobei die Zeitkonstante TJausgedrückt werden kann
shoot” Definitionen, nach [11] durch:
Jetzt kann der letzte Parameter HMD welcher das An-
fangsverhalten (und somit auch das resultierende GCAP) (39) TJ | 2] AS / Zn
beeinflusst, bestimmt werden, wenn man Gleichung (33)
und (34) heranzieht und unter Zuhilfenahme von GCAPdes:
Man erkennt sofort, dass die “Overshoot” und “Drop
Back”-Gleichungen nicht von flugzeugspezifischen Werten
GCAPdes
(35) H MD H fbc 1 (1 H fbc ) (wie z.B. der Rudereffektivität MK) abhängen, sondern
DCAP lediglich die Größen der Anstellwinkelschwingung (T42,
Zn,AS und ]AS) ausschlaggebend sind.
Schlussendlich kann der letzte verbliebene Freiheitsgrad
Die in der Militärspezifikation MIL 1797 (siehe [4]) zulässi-
im Kommandodesign über die verbliebene (Verzögerungs)
gen „Overshoots“ bezüglich eines bestimmten Drop Backs
Zeitkonstante TM des Kommandofilters eingestellt werden.
sind in BILD 10 dargestellt.
Da selbige besonders wichtig für die Dynamik vom An-
fangsausschlag zum Endwert ist, kann man hiermit den Diese Grenzen und deren Beziehung zu den ausschlag-
sog. „Pitch Rate Overshoot” bzw. „Attitude Drop Back“ gebenden Daten der Anstellwinkelschwingung können in
(beide dargestellt in BILD 9) in gewünschter Weise beein- einem (neuartigen) Diagramm zusammengefasst werden.
flussen. Darüber hinaus zeigt BILD 9 den Effekt der wich- Hierbei werden T42 und Zn,AS aufgetragen, wobei ]AS fest
tigen Zeitkonstanten TJ („Pfadverzögerung“) und TT2 bleibt (siehe BILD 11). Nimmt man eine konstante (opti-
-0.5
(„Bahn-Lageverzögerung“). (Anmerkung: Stellt man nun male) Dämpfung von 0.71 (~ 2 ) an, kann das notwendi-
beide Größen gleich ein „TJ = TT2“, so würde sich eine ge T42 berechnet werden, um den gewünschten „Pitch
„perfekte“ Nicklageantwort einstellen, welche weder „Drop Rate Overshoot (PRO)“ für eine gegebene Frequenz zu
Back“ noch „Overshoot“ hat. Für TT2 > TJ würde ein “Drop erreichen (gezeigt im oberen Teil von BILD 11), respektive
Back” entstehen und für TT2 < TJ läge ein Overshoot vor). das notwendige T42 um einen spezifischen „Drop Back“ zu
erlangen.
Der „Pitch Rate Overshoot“ (welcher als maximale Nickra-
te, dividiert durch den Stationärwert der Nickrate infolge
qmax
eines Sprung-Eingangs definiert ist) kann als akzeptabel Continious
angesehen werden, wenn das Verhältnis kleiner als „1,8“ qSS Bobbling
ist (siehe [11]).
3.0
qmax
(36) d 1.8
qf Abrupt
Bobble Tendency
Sluggish Satis-
Die verbleibende Zeitkontante TM wird nun iterativ einge- 1.0 factory
stellt, indem TM sukzessive verkleinert wird, bis die Anfor- 0.0 0.3 DB
derung aus Gl. (36) erfüllt ist. Somit kann eine effektive qSS
Kontrolle des „Overshoots” qOS mittels der Kommandofil-
terzeitkonstante TM gewährleistet werden. BILD 10. „Drop Back“-Anforderungen für Tra-
Die Anforderung aus Gl. (36) kann man leicht selbst be- cking-Aufgaben (entsprechend [4])
stimmen, wenn man zum Beispiel die Quellen [11] und
10Deutscher Luft- und Raumfahrtkongress 2012
Die MIL-Grenze aus BILD 10 ist auch im BILD 11 enthal- Auslegung der Trimmintegrator-Zeitkonstanten
ten (rot gestrichelte Linie), genauso wie die T42 = TJ Kurve
Die sinnvolle und reibungslose Interaktion des Trimmin-
(das heißt, es tritt kein „Drop Back“ auf, siehe BILD 9).
tegrators (siehe BILD 6) mit dem Kern der CSAS-
Hierbei ist die MIL Grenze äußerst streng, da sie speziell Funktionalität ist sehr entscheidend. Da die Dynamik der
auf sogenanntes „Fine Tracking“ bezogen ist (also das Trimmklappe äußerst langsam und unbekannt und somit
hochpräzise Einnehmen einer bestimmten Lage). Im nor- ein lineares Ersatzsystem nicht vorhanden ist, musste die
malen oder allgemeinen Flugbetrieb würde solche eine Zeitkonstante durch systematische Parametervariation in
Flugzeugdynamik allerdings von Piloten als zu träge emp- Simulator-Flugversuchen ermittelt werden (siehe BILD
funden werden. 12).
2.5
T (Fine tracking)
T2
8
1.3 T (Kein „Drop back“)
J
AGARD-AR-279
2 7
0
0.98
Gültig 4 6
[°]
0.68 für ] AS = 0.71
5
1.5 0.85
T 2
T
0.35 0.65 4
[s]
0.45 0.64 DB 1.0
3
1 0.49
-0.018
-0.01 0.51 20
0.23
0.34 0.39 0.42 Ungeregeltes Flugzeug
-0.3 0.17 0.27 0.32 0.36 15 Reglerunterstützt / Trimmung aus
-0.018 0.28 0.32
0.14 0.22 G Trim Zeitkonstante = 0.5 s
0.5 0.19 0.24 0.28
-0.02 0.11 0.21 0.25
-0.21 -0.014 0.097 0.17
0.15 0.19 PRO: 2
G Trim Zeitkonstante = 0.7 s
-0.14 0.088 0.13 10
-0.6
-0.15
-0.012
-0.03
0.07 0.057
PRO: 1.8
PRO: 1.6 q G Trim Zeitkonstante = 0.9 s
-0.033 -0.03 PRO: 1.4 G Trim Zeitkonstante = 1.0 s
2 PRO: 1.2 [°/s]
5 G Trim Zeitkonstante = 1.5 s
T (Fine tracking)
T2 G Trim Zeitkonstante = 2.0 s
1.8 T (Kein „Drop back“)
J 0
AGARD-AR-279
1.6
-5
0 2 4 6 8 10 12 14 16 18 20
1.4 Zeit t [s]
1.2 1.4
T 2 1.
1.3 DB 1.0
T
1 1.3
.3
3 BILD 12. Festlegung der Integrator-Zeitkonstante
[s] 1.2 1.5
0.8 1.4
1.6
1.3
1.4 1.7
0.6 1.2
1.3 1.5
1.8
1.6
1.9
2 2.1
Wie in BILD 12 dargestellt, wurde das Verhalten des ge-
Zmin =1.9 1.2 1.3 1.6 2.2 2.3
0.4 1.2
1.4
1.2
1.4
1.7
1.4
1.8
1.5
1.8 1.9
DB 0.3
DB 0.2
schlossenen Regelkreises mit der Nickratenrückführung
1.5 1.5
0.2
1.2 1.3 DB 0 DB 0.1 auf die Trimmklappe dadurch getestet, indem eine Nickra-
1 2 3 4 5 6 7 8 9
ZAS [rad/s] tenstörung aufgebracht wurde. Dabei wurde von einem
stationären Flugzustand ausgegangen, bei dem sich der
Steuerknüppel in der Knüppelneutrallage (respektive
BILD 11. Drop back (DB) und Overshoot (PRO) De- Kraftneutralposition) befand. Um die dargestellten Ergeb-
sign-Diagramm nisse lediglich für den Trimm-Integrator zu erhalten, wurde
die Kommandoführungsgröße qcom,low deaktiviert und der
Unglücklicherweise ist weder in den militärischen Anforde- Steuerknüppel nicht vom Piloten berührt. Dies stellt sicher,
rungskatalogen, noch in anderen Referenzen ein präziser dass die sich einstellende Flugzeugreaktion lediglich
(Soll-)Wert für den Pitch Rate Overshoot (PRO) zu finden. durch die Effektivität der Trimmklappe bedingt ist. Dieses
So empfiehlt z.B. [13] ein ܤܦΤݍௌௌ ൏ ͳǤͲ zur Landung, Verfahren wurde für verschiedene Flugzustände durchge-
welches auch in BILD 11 eingeflossen ist (als grün gestri- führt, wobei die Trimmintegrator-Zeitkonstante sukzessive
chelte Linie). Wie man an leicht erkennt, ist die Forderung von 0,5 bis zu 2,0 Sekunden erhöht wurde. Wie man aus
den PRO kleiner als 1.8 zu halten mit der vorher gemach- BILD 12 erkennt, wurde eine Zeitkonstante von ungefähr
ten Aussage leicht zu vereinbaren. 0,9 s als optimal empfunden. Selbige führt zu einer sinn-
Zusammenfassend lässt sich über das vorgestellte Ausle- vollen Autotrimm-Dynamik (mit vernünftiger Bandbreit)
gungsschema die angestrebten exzellenten Flugeigen- ohne merkbare Störungen in der restlichen CSAS-
schaften hinsichtlich Stör- und Führungsverhalten wie Kernstruktur zu verursachen.
gewünscht einstellen.
11Deutscher Luft- und Raumfahrtkongress 2012
4. ERGEBNISSE 60 Kurvenkomp. aus
I 40 Kurvenkomp. an
Um die Flugsteuerung zu testen und die Funktionsfähig- [°] 20
0
keit des Reglers nachzuweisen, muss ein geeignetes 200
Testszenario bzw. Testfall definiert werden. Dieser Testfall TAS
100
besteht aus verschiedenen Flugaufgaben einschließlich [kts]
Beschleunigung/Verzögerung (bei gleichbleibender Höhe), 0
20
Höhenänderungen, Lagestabilisierung mit Änderung des T
0
[°] -20
Kurs- und Hängewinkels, sowie einem Anflug auf die
-40
Landebahn. Die hier zu zeigenden Fähigkeiten des Reg-
2
lers sind wie folgt: Auto-Trimm, RC/AH- n Z 1.5
[g's]
Kommandocharakteristik, Kurvenkompensation und kom- 1
0.5
binierte Effekte allgemein. 6
Kelek 4
[°] 2
4
0
GCAP 0.7
0 5 10 15 20 25 30
q 2 GCAP 1.0
Zeit t [s]
GCAP 2.1
[°/s] 0
-2
10 BILD 14. Effekte der Kurvenkompensation
T
[°] 5
Das ist der Grund, warum nach Auswertung verschiedener
0
1
Pilotenbewertungen, der „Generic CAP“ (GCAP)-
K elek
Parameter auf 0,7 gesetzt wurde. Somit wird die Flug-
[°] 0 zeugreaktion etwas gedämpft (mit geringerer Tendenz
-1
zum sog. „bobbling“, siehe BILD 10). In BILD 13 sieht man
0
die Flugzeugreaktion für verschiedene Werte des GCAP-
G Lon
[-]
-0.1 Parameters. Für den dargestellten Flugzustand (im Simu-
-0.2
lator) hat das Flugzeug einen CAP (ohne jegliche Regler-
-0.36
unterstützung) von ungefähr 2, was als extrem hoch an-
G trim -0.38 gesehen werden kann. Das heißt, jegliche Modifikationen
[-]
-0.4
des Flugzeugverhaltens würden in einem elektrischen
5 6 7 8
Zeit t [s]
9 10 11
Ruderausschlag Kel resultieren, welcher das umgekehrte
Vorzeichen wie sein mechanisches Pendant besitzt.
BILD 13. GCAP Simulator-Flugversuche
Insgesamt war das subjektive Pilotengefühl, dass das
Den Testpiloten, welche das Hybride Flugsteuerungssys- Flugsteuerungssystem es ihnen ermöglicht, das Flugzeug
tem bewerten sollten, können grundsätzlich in drei Perso- mit spürbar weniger Aufwand zu fliegen. Damit konnten
nengruppen unterteilt werden: sie sich besser auf ihre Flugaufgabe konzentrieren, d.h.
die ihnen gestellte Mission besser durchführen (mit weni-
1. Piloten welche die „echte“ DA42, wie auch den Simula-
ger Zeit und weniger Stress).
tor bestens kennen und beherrschen
Wie exemplarisch in BILD 14 dargestellt, hilft eine Funkti-
2. Trainierte DA42-Piloten, jedoch ohne Simulator-
on wie die Kurvenkompensation, dass der Pilot im Kurven-
Kenntnisse
flug nicht mehr am Steuerknüppel ziehen muss. Diese
3. Piloten ohne Erfahrung, sowohl beim echten Flugzeug, Erleichterung schlägt sich bei einem Manöver mit Hänge-
als auch beim Trainingssimulator winkel in einer gefühlten Verbesserung der Flugeigen-
schaften nieder. Für Hängewinkel größer 30° zeigt sich
Nach allen betrachteten Flugversuchen, äußerten sich die entsprechend BILD 14, dass eine entsprechende Kurven-
Piloten höchst positiv auf die gefühlte Kommandocharak- kompensation den elektrischen Aktuator in die Sättigung
teristik, sowie die Unterstützungsfunktionen (Kurvenkom- laufen lassen würde. Dies muss in jedem Fall verhindert
pensation, Auto-Trimm etc.). werden, um stets genug Autorität zur Störunterdrückung,
Es hat sich herausgestellt, dass die Einführung des Vor- bzw. sowie zur Modifikation des Kommandoverhaltens
wärtszweiges zur speziellen Modifikation bzw. Anpassung vorhalten zu können. Aus diesem Grund wurde die äqui-
des Kommandoverhaltens (in unserem Fall mit Fokus auf valenten Nickrate im Kurvenflug qturn,c auf einen maxima-
dem GCAP) von äußerster Wichtigkeit war. len Hängewinkel von 30° begrenzt.
Die Simulatorflugversuche haben gezeigt, dass ein Stör-
verhalten mit einem DCAP von 1,0 („Disturbance CAP“ -
DCAP), als optimal angesehen werden kann. Wohingegen
die Piloten selbiges Verhalten als zu “knackig” empfanden.
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